К вопросу повышению прочностных характеристик элементов конструкции ракетоносителей



UDC 62-1 / -9

Materials

Moscow Polytechnic

University

Russia, Moscow

To the question of increasing the strength characteristics of the components of the design of launch vehicles.

Annotation:

The article is devoted to the development of proposals for improving the operational characteristics and increasing the competitiveness of domestic missile technology.

К вопросу повышению прочностных характеристик элементов конструкции ракетоносителей.

Одной из приоритетных задач оборонно-промышленного комплекса РФ является повышение надежности ракетной техники без существенного увеличения её себестоимости. Предпринятые автором исследования и имеющиеся в свободном доступе сведения о работах проводимых в российских НИИ и КБ указывают на то, что основным типом двигателя для перспективных разработок ракетной технике на ближайшие 20-25 лет остаётся жидкостной ракетный двигатель (ЖРД). В настоящие время у нас в стране и за рубежом активно ведутся работы по созданию новых ЖРД, использующих высокоэффективное кислородно-водородное топливо. Применение этих топлив, вызывающих дополнительный нагрев хвостовой части ракеты, сопряжено с решением ряда проблем. Эти проблемы связаны в первую очередь с разработкой элементов конструкций хвостового оперения летательного аппарата, работающих под воздействием высоких скоростных напоров и значительного термического нагрева (1500 К). Рациональное конструирование хвостового оперения с учетом указанных обстоятельств может значительно улучшить баллистические характеристики ракеты значительно увеличить энергетические возможности носителя.

С целью выработки предложений по улучшению эксплуатационных характеристик и повышению конкурентноспособности отечественной ракетной техники автором были предпринята попытка изучения частот и форм собственных колебаний направляющих плоскостей самого распространенного крестообразного хвостового оперения второй ступени авиационной ракеты комплекса «Гермес-А».Для решения поставленной задачи был использован метод конечных элементов в перемещениях, реализованный в трехмерной постановке в рамках программного комплекса ANSYS. Результаты проведенных расчетов представлены на рис.1 из которого видно, что при наиболее опасной наименьшей частоте собственных колебаний оперения стабилизатора равной 114,64 Гц при средней скорости полёта ракеты 700 м/с максимальное отклонение от положения статического равновесия упругой

линии плоскости составляет 57,1 мм. показано на рис. 1.

Увеличение толщины плоскости на 10% ( с 8 мм до 10 мм) при сохранении её планиметрии позволяет снизить максимальные амплитуды колебаний до 44,3 мм , т.е. в 1,3 раза показано на рис. 2.

Заключительная часть

При этом, дополнительными исследованиями установлено, что незначительное увеличение толщины направляющей плоскости не приводит к росту напряжений в оперении

ракеты в области наибольшего нагрева её хвостовой части см. рис. 3.

Полученные результаты позволяют более обоснованно подходить к расчету ракет с ЖРД.